前缘喷淋射流对导叶压力面冷却特性的影响

为了评估涡轮导叶的前缘喷淋射流对压力面多排气膜孔冷却特性的影响,在高亚声速风洞中进行了实验,获得了有无前缘喷淋射流时叶片表面的气膜冷却效率和传热系数。叶栅进口雷诺数(基于叶片弦长)范围为2.0×105~4.0×105,出口等熵马赫数为0.95,叶片前缘和压力面分别都包含6排圆形孔,质量流量比的范围分别为2.46%~4.57%和2.00%~3.71%。实验结果表明:在没有前缘喷淋射流时,压力面前半段的气膜冷却效率受质量流量比的影响较小,而后半段的气膜冷却效率随着质量流量比升高而增大。前缘喷淋射流使压力面多排气膜孔的冷却效率提高了20%~70%,并且使气膜冷却效率沿流向分布更均匀。不论是否有前缘喷淋射流,压力面的传热系数比都随质量流量比升高而增大,沿流向看,前缘喷淋射流提高了压力面前缘和尾缘区域的传热系数比而对压力面中间区域影响较小。     

封严流对预旋供气系统温降特性影响的数值研究

为获得封严流对预旋供气系统温降特性的影响,基于三维稳态数值模拟方法,针对内封严出气流量,内封严进气流量,内封严进气温度和内封严进气旋转比四个因素进行了研究。结果表明：在保持供气流量和供气压力一定的条件下,封严流流出预旋腔对预旋供气系统温降特性影响微小;而封严流流入预旋腔的影响显著。内封严进气流量从0增大到喷嘴流量的20%时,温降效率降低31.3%;内封严进气温度升高37K时,温降效率降低29.2%;内封严进气旋转比从0提高到0.8时,温降效率提高15.6%。     

复杂航空产品研制项目组织结构有效性评价研究

复杂航空产品研制项目作为一项复杂度极高的项目需要众多单位参与其中,为了保证复杂航空产品 研制项目的有序进行,有必要对该项目的组织结构进行有效性评价。从目标完成度、内部过程流畅性、资源管 理能力、利益相关者支持、环境适应性五个维度设置五个一级评价指标,并对五个一级评价指标进一步分解,建 立复杂航空产品研制项目组织结构有效性评价指标体系;采用层次分析法和基于中心点混合可能度函数的灰 色聚类评估模型对组织结构有效性进行综合评价;将该评价模型应用于某算例,对其可行性进行验证。结果表 明:该模型能够对复杂航空产品研制项目组织结构有效性进行评价。     

反舰导弹的主要突防技术及其效能

在研究隐身技术、变轨技术和电磁对抗技术基本原理的基础上,分析了三种技术措施对于提高反舰导弹突防效能的贡献,指出现代化反舰导弹的发展趋势是三种技术措施的融合使用。     

飞机作战效能的灵敏度分析

灵敏度分析是武器装备作战效能优化的重要组成部分.依据对数法的基本思路分析得出了对数法中影响作战效能的关键参数,通过算例进行了关键参数在一定范围内变化时飞机作战效能的灵敏度分析,得出了一些有意义的结论.     

过失速机动飞行模拟与操纵效能分析

在大迎角非线性气动力模型和推力矢量发动机模型的基础上,结合非线性控制方法和与常规飞行增稳控制模态转换方法,实现飞机常规飞行包线内和过失速区域的全范围飞行模拟,同时提出了过失速机动操纵效能分析方法。通过对推力矢量飞机操纵效能的全面分析,验证了推力矢量控制有效实现和显著提高过失速区的机动能力。飞机全状态范围的过失速机动飞行模拟与操纵效能分析将为现代高机动飞机过失速机动飞行试验提供重要的技术支持和理论依据。     

引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究

随着现代涡轴发动机性能的不断提高,其热力循环参数和引气量显著增加。针对这一问题,建立考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时,采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能;涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明:本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响,更接近发动机的真实物理过程,可为发动机空气系统设计提供输入。     

面向可承受性的飞机总体方案评估方法

现代飞机系统的设计日趋复杂,设计周期和研制风险也随之增加。因此,飞机系统的发展模式正由“性能决定设计,设计决定费用”向“性能和费用目标同时决定设计”转变,从而导致面向可承受性设计方法的出现。通过对可承受性定义的研究,在现有结构模型的基础上,讨论了面向可承受性的飞机总体方案评估方法的分析结构模型,并对相关参数的数学表述作了进一步的分析。籍此建立了更接近实际设计发展需求的飞机总体方案评估模型。     

气膜孔喷气对涡轮气动性能影响的实验研究

为了认识气膜孔喷气对涡轮叶栅气动性能和流场结构的影响,应用涡轮平面叶栅风洞,实验测量和分析了在叶片表面不同位置气膜孔喷气情况下涡轮叶栅流场与性能,实验中气膜孔气流采用与涡轮叶栅相同的空气介质。实验结果表明,前缘气膜孔喷气使得涡轮叶栅损失随喷气流量增大而单调增大;但是,叶片压力面和吸力面气膜孔喷气对涡轮叶栅损失影响规律是复杂的,由于叶片表面不同位置流动特点的不同,在叶片表面不同位置的气膜孔喷气对涡轮叶栅流动损失和流动结构等的影响也是不相同的。     

气膜出流冷气侧气膜孔附近壁面换热特性

为对纯气膜出流冷气侧气膜孔局部换热特性进行实验研究。取气膜孔前后3倍气膜孔径范围为研究对象。通过改变来流雷诺数、气膜出流与来流流密比以及通道高度与气膜孔径比(小于1范围内),对气膜孔的“溢流效应”进行了研究。研究发现,气膜孔局部的换热均随来流雷诺数、气膜出流与来流流密比的增加而强化,随通道高度与气膜孔径比的增大而降低;孔后的换热要好于孔前的换热,各种通道高度与气膜孔径比下,孔后1倍孔径区域努塞尔数普遍比孔前提高大约20%以上;在气膜孔前后越靠近孔的地方换热越强。